KR101159630B1 - Apparatus for deploying a parachute deployable during flying - Google Patents

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KR101159630B1 KR1020100036733A KR20100036733A KR101159630B1 KR 101159630 B1 KR101159630 B1 KR 101159630B1 KR 1020100036733 A KR1020100036733 A KR 1020100036733A KR 20100036733 A KR20100036733 A KR 20100036733A KR 101159630 B1 KR101159630 B1 KR 101159630B1
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황인성
장용하
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국방과학연구소
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/62—Deployment

Abstract

본 발명은 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치에 관한 것으로, 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있도록 하는 것을 목적으로 한다.
이를 위해, 본 발명은 비행에 필요한 공력형상 및 중량을 갖고 후방 내부공간에 후면이 개방된 낙하산 용기(30)를 갖는 비행 전방체(10); 상기 낙하산 용기(30) 내에 설치되어, 낙하산을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기(30)의 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭(31); 상기 낙하산 전개낭(31) 후방에 결합되어 상기 낙하산 용기(30)를 밀폐하는 낙하산 용기덮개(32); 상기 비행 전방체(10)의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 상기 낙하산 용기(30) 일부를 수용하는 내부공간을 갖고 상기 비행 전방체(10)의 후방에 결합되는 비행 후방체(20)로서, 비행 후방체(20)의 뒤편에서 발사장치로부터 점화되는 화약의 폭발력에 의해 상기 비행 전방체(10)와 함께 비행되다가 상기 비행 전방체(10)로부터 이탈되되 공력하중을 받으면서 비행하도록 상기 낙하산 용기덮개(32)의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄(33)에 의해 연결되어 있는 비행 후방체(20); 를 포함하는 것을 특징으로 한다.The present invention relates to a parachute deployment apparatus that can be deployed during flight, and aims to allow the parachute to be deployed while flying stably in a super high speed (300 m / s or more) environment on the ground.
To this end, the present invention comprises a flight front body 10 having aerodynamic shape and weight necessary for the flight and having a parachute container 30 is open in the rear inner space rear; A parachute deployment bag (31) installed in the parachute container (30) to accommodate the parachute and release the parachute from the rear surface of the parachute container (30) to deploy the parachute; A parachute container cover (32) coupled to the parachute deployment bag (31) to seal the parachute container (30); Flight rear body 20 coupled to the rear of the flight front body 10 having an internal space for accommodating a part of the parachute container 30 to form a closed space together with the internal space of the flight front body 10. As, the parachute to fly with the flying front body 10 by the explosive force of the gunpowder ignited from the launcher in the rear of the flying rear body 20 to be separated from the flying front body 10 but under aerodynamic load. A flying rear body 20 connected to the rear of the container cover 32 by a parachute pull string 33 of a predetermined length; And a control unit.

Description

비행중 전개가능한 낙하산 전개장치{APPARATUS FOR DEPLOYING A PARACHUTE DEPLOYABLE DURING FLYING}Parachute deployment device that can be deployed in flight {APPARATUS FOR DEPLOYING A PARACHUTE DEPLOYABLE DURING FLYING}

본 발명은 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치에 관한 것으로, 특히 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있도록 한 낙하산 전개장치에 관한 것이다.The present invention relates to a parachute deployment apparatus that can be deployed during flight, and more particularly, to a parachute deployment apparatus that enables the parachute deployment while flying stably in a super high speed (300 m / s or more) environment on the ground.

일반적으로 고중량(200Kg 이상)의 낙하산조립체를 유도무기 등의 개발과정에서 필요한 초고아음속(300m/s 이상) 환경에서 낙하산 전개를 구현하기 위해서는, 로켓을 이용한 비행시험 방법, 항공기를 이용한 항공기 투하시험 방법 또는 슬레드 시험(Sled test) 방법이 있지만, 고비용과 반복시험의 어려움 및 슬레드 시험장 건설과 같은 막대한 시설투자비가 발생한다. In general, in order to implement parachute deployment in a super high speed (300 m / s or more) environment necessary for the development of guided weapons, a parachute assembly having a heavy weight (more than 200 kg), a flight test method using a rocket, an aircraft drop test method using an aircraft Or there is a sled test method, but there is a high cost of facility investment, such as high cost, difficulty in repetitive testing, and construction of a sled test site.

그래서 지상에서 초고아음속을 구현하여 낙하산 전개성능을 시험하는 방법들이 여러 가지 제시되었지만, 이 또한 대부분 많은 비용과 시간이 필요하여 반복시험이 어려운 문제가 있다. 저렴한 비용과 반복시험이 가능하고 낙하산 전개과정의 영상을 획득하는 것이 가능한 시험방법으로는 화약에 의한 폭발력을 이용하는 방안이 있으나, 이 경우에 고온 및 고압으로부터 낙하산을 보호하고, 비행중인 탄체가 스스로 낙하산을 안정되게 전개시키는 장치가 요망되고 있다. Thus, various methods of testing parachute deployment performance by implementing supersonic speed on the ground have been proposed, but this also requires a lot of cost and time, and thus, repeated tests are difficult. As a test method that enables low cost and repeated tests and acquires images of parachute deployment, there is a method using explosive force by gunpowder, but in this case, the parachute is protected from high temperature and high pressure, and the flying body parachute itself. There is a demand for an apparatus for stably deploying the microparticles.

따라서, 본 발명은 상기한 종래의 문제점을 감안하여 이루어진 것으로, 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있도록 한 낙하산 전개장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.Accordingly, the present invention has been made in view of the above-described conventional problems, and an object of the present invention is to provide a parachute deploying device which enables the parachute to be deployed while stably flying in an ultra high speed (300 m / s or more) environment on the ground.

상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 비행에 필요한 공력형상 및 중량을 갖고 후방 내부공간에 후면이 개방된 낙하산 용기를 갖는 비행 전방체;In order to achieve the above object, the present invention includes a flying front body having aerodynamic shape and weight necessary for the flight and having a parachute container with the rear open in the rear inner space;

상기 낙하산 용기 내에 설치되어, 낙하산을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기의 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭;A parachute deployment bag installed in the parachute container to receive the parachute and release the parachute from the rear surface of the parachute container to deploy the parachute;

상기 낙하산 전개낭 후방에 결합되어 상기 낙하산 용기를 밀폐하는 낙하산 용기덮개;A parachute container cover coupled to a rear of the parachute deployment bag to seal the parachute container;

상기 비행 전방체의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 상기 낙하산 용기 일부를 수용하는 내부공간을 갖고 상기 비행 전방체의 후방에 결합되는 비행 후방체로서, 비행 후방체의 뒤편에서 발사장치로부터 점화되는 화약의 폭발력에 의해 상기 비행 전방체와 함께 비행되다가 상기 비행 전방체로부터 이탈되되 공력하중을 받으면서 비행하도록 상기 낙하산 용기덮개의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄에 의해 연결되어 있는 비행 후방체;A flying rear body having an inner space for accommodating a portion of the parachute container to form a closed space together with the inner space of the flying front body, the flying rear body being coupled to the rear of the flying front body, ignited from the launcher from the rear of the flying rear body. A flying rear body which is flying with the flying front body by the explosive force of the gunpowder and is separated from the flying front body but is connected by a parachute tug of a predetermined length to the rear of the parachute container cover to fly under aerodynamic load;

를 포함하는 것을 특징으로 한다.Characterized in that it comprises a.

바람직하게는, 상기 비행 전방체는 상기 비행 후방체의 전방 둘레면에 설치된 복수의 힌지부에 의해 각각 힌지결합되어 비행시 항력을 받는 복수의 항력날개에 의해 상기 비행 후방체와 분리가능하게 결합되어 있되, 상기 비행 전방체의 후방 둘레면에는 상기 항력날개의 선단부에 형성된 갈고리형 록킹부를 록킹하기 위한 걸림부가 각각 돌출 형성되어 있는 것을 특징으로 한다.Preferably, the flying front body is detachably coupled to the flying rear body by a plurality of drag wings that are hinged by a plurality of hinges respectively installed on the front circumferential surface of the flying rear body to receive drag during the flight. However, the rear circumferential surface of the flying front body is characterized in that the engaging portions for locking the hook-type locking portion formed on the front end of the drag wing is formed to protrude.

바람직하게는, 상기 항력날개의 선단부 부근에는 상기 비행 전방체의 후방 둘레면으로 탄성적으로 지지되게 하는 전개스프링이 설치되어 있는 것을 특징으로 한다.Preferably, a deployment spring is provided near the distal end of the drag wing to elastically support the rear circumferential surface of the flying front body.

바람직하게는, 상기 비행 전방체의 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 상기 비행 후방체의 전방 단부에는 상기 비행 후방체를 비행 전방체에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부를 갖는 것을 특징으로 한다.Preferably, a first step portion is formed at the rear end of the flying front body, and the first end portion of the flying rear body is matched with the first step portion when the flying rear body is coupled to the flying front body. It is characterized by having a 2nd step part corresponding to a step part.

바람직하게는, 상기 낙하산 용기 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 상기 낙하산 용기 덮개의 전방 단부에는 상기 낙하산 용기덮개를 상기 낙하산 용기에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부를 갖는 것을 특징으로 한다.Preferably, the first stepped portion is formed at the rear end of the parachute container, and the first stepped portion is formed at the front end of the parachute container cover to match the first stepped portion when the parachute container cover is coupled to the parachute container. It characterized in that it has a second step portion corresponding to.

바람직하게는, 상기 힌지부에는 상기 비행 후방체가 상기 비행 전방체로부터 이탈시 수평방향에서 수직방향으로 전개되는 상기 항력날개의 전개각도를 일정 각도 범위에서 유지하도록 하는 스토퍼가 설치되어 있는 것을 특징으로 한다.Preferably, the hinge portion is characterized in that the stopper is provided to maintain the deployment angle of the drag blades that are developed in the horizontal direction and vertical direction when the flying rear body is separated from the flying front body in a certain angle range. .

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본 발명에 의하면, 발사장치 내의 화약의 폭발력에 의해 발사되어 비행되면서 낙하산을 전개하는 낙하산 전개장치를 비행 전방체와 비행 후방체로 분할 형성하고 비행 전방체 내에 낙하산을 수용 설치하되, 그 낙하산을 고온 및 고압으로부터 보호하기 위해 비행 전방체와 비행 후방체를 밀폐구조로 형성하여 비행 후방체가 비행 전방체와 한 몸체로 비행하다가 낙하산 전개시 비행 전방체로부터 분리되도록 하는 구조를 채택함으로써, 유도무기 개발과정에서 필요한 초고아음속(300m/s 이상) 환경에서의 낙하산의 전개성능 및 강도 등을 확인할 수 있다.According to the present invention, a parachute deployment apparatus is formed by dividing a parachute deployment device into a flying front body and a flying rear body by being fired by the explosive force of the gunpowder in the launching device and deploying the parachute in the flying front body, and the parachute is installed at a high temperature and In the process of developing guided weapons, the flying front body and the flying rear body are formed in an airtight structure so that the flying rear body flies in one body with the flying front body and is separated from the flying front body when the parachute is deployed. You can check the deployment performance and strength of the parachute in the required ultra high speed (over 300m / s) environment.

도 1은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 사시도.
도 2는 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 주요부 구성도.
도 3은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치로부터의 낙하산 전개 과정을 설명하기 위한 설명도.1 is a perspective view of the parachute deployment apparatus according to the present invention.
Figure 2 is a configuration of the main part of the parachute deployment apparatus according to the present invention.
3 is an explanatory diagram for explaining a parachute deployment process from a parachute deployment device according to the present invention;

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명을 상세히 설명한다.Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 사시도이고, 도 2는 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 주요부 구성도이며, 도 3은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치로부터의 낙하산 전개 과정을 설명하기 위한 개념도이다.1 is a perspective view of a parachute deployment apparatus according to the present invention, Figure 2 is a configuration of the main part of the parachute deployment apparatus according to the present invention, Figure 3 is a conceptual diagram for explaining the parachute deployment process from the parachute deployment apparatus according to the present invention. to be.

도 1에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 낙하산 전개장치는 크게는 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)로 분할 형성되어 있다. 비행 전방체(10)는 비행 시험에 필요한 공력형상 및 중량을 위해 필요하며, 비행 후방체(20)는 낙하산의 전개를 위해 필요한 것이다.As shown in FIG. 1, the parachute deployment apparatus according to the present invention is largely divided into a flying front body 10 and a flying rear body 20. The flight front 10 is necessary for the aerodynamic shape and weight required for the flight test, and the flight rear body 20 is necessary for the deployment of the parachute.

이러한 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)는 낙하산을 수납한 상태로 밀폐구조로 조립되어 한 몸체로 비행하다가 낙하산 전개시 분리되는 구조로 되어 있다. 이러한 구조의 낙하산 전개장치의 낙하산 전개는, 지상에 경사지게 설치된 발사장치의 발사관 내에 낙하산 전개장치를 설치하고, 그 낙하산 전개장치의 비행 후방체(20) 뒤편에 장전된 화약을 점화하여 폭발시킴으로써 이루어진다. 즉, 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)를 조립하여 된 낙하산 전개장치는 발사장치로부터의 화약의 폭발력에 의해 공중으로 스스로 비행하게 되면서 낙하산을 전개한다.The flying front body 10 and the flying rear body 20 are assembled in a sealed structure in a state in which a parachute is accommodated, so that the flying front body 10 and the flying rear body 20 are separated when the parachute is deployed. The parachute deployment of the parachute deployment device having such a structure is performed by installing a parachute deployment device in a launch tube of a launch device inclined to the ground, and igniting and exploding the gunpowder loaded behind the flying rear body 20 of the parachute deployment device. That is, the parachute deploying device in which the flying forward body 10 and the flying rear body 20 are assembled deploys the parachute while flying by itself into the air by the explosive force of the gunpowder from the launching device.

낙하산 전개장치의 구조를 보다 구체적으로 설명하면 다음과 같다.Referring to the structure of the parachute deployment device in more detail as follows.

먼저, 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이, 비행 전방체(10)는 전방이 탄두같은 형상을 갖는 원통형 구조로, 그 후방 내부공간에는 후면이 개방된 낙하산 용기(30)가 구비되어 있다. 낙하산 용기(30) 내에는, 낙하산(도 3의 '50' 참조)을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기(30)의 개방된 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭(31)이 설치되어 있다. 그리고, 낙하산 전개낭(31) 후방에는, 낙하산 용기(30)의 후면에 결합되어 낙하산 용기(30)를 밀폐하는 낙하산 용기덮개(32)가 결합되어 있다.First, as shown in Figures 1 and 2, the flying front body 10 is a cylindrical structure having a warhead-like shape in the front, the rear inner space is provided with a parachute vessel 30 with the rear open. The parachute deployment bag 31 is installed in the parachute container 30 to receive the parachute (see 50 in FIG. 3) and to discharge the parachute from the open rear surface of the parachute container 30 to deploy the parachute. have. A parachute container cover 32 coupled to the rear surface of the parachute container 30 to seal the parachute container 30 is coupled to the rear of the parachute deployment bag 31.

한편, 비행 전방체(10)의 후방에 결합되는 비행 후방체(20)는 원통형 구조로, 비행 전방체(10)의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 낙하산 용기(30) 일부를 수용하는 내부공간을 갖는다. 또한, 비행 후방체(20)는 비행 후방체(20)의 뒤편에서 폭발되는 화약의 폭발력에 의해 함께 비행되다가 일정 시간 경과 후 비행 전방체(10)로부터 이탈되도록 구성되어 있다. 이를 위해, 비행 후방체(20)는 비행 시 비행 전방체(10)와 함께 한 몸체로 비행하다가 공력하중에 의해 감속되는 상태로 분리 비행하도록 낙하산 용기덮개의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄(33)에 의해 연결되어 있다. Meanwhile, the flying rear body 20 coupled to the rear of the flying front body 10 has a cylindrical structure, and accommodates a part of the parachute container 30 to form a closed space together with the internal space of the flying front body 10. It has an internal space. In addition, the flying rear body 20 is flying together by the explosive force of the explosive powder exploded in the rear of the flying rear body 20 is configured to be separated from the flying front body 10 after a predetermined time. To this end, the flying rear body 20 is flying in one body together with the flying front body 10 during the flight, the parachute pull string of a predetermined length to the rear of the parachute container cover so as to fly apart in a state decelerated by aerodynamic load (33) Are connected by

여기서, 비행 전방체(10)는 비행시 항력을 받는 항력날개(40)에 의해 비행 후방체(20)와 분리가능하게 결합되어 있는데, 항력날개(40)는 도 2로부터 알 수 있는 바와 같이 대략 일자형 구조로서, 그 일단부가 비행 후방체(20)의 전방 둘레면에 설치된 힌지부(41)에 의해 힌지결합되어 있다. 또한, 상기 항력날개(40)의 선단부에는 갈고리형 록킹부(42)가 형성되어 있고, 비행 전방체(10)의 후방 둘레면에는 상기 항력날개의 갈고리형 록킹부(42)를 록킹하기 위한 걸림부(11)가 돌출 형성되어 있다. 상기 항력날개(40)는 비행 후방체(20)의 둘레면에 일정 간격을 두고 적어도 2개 이상 설치되어 있는 것이 바람직하다. Here, the flying front body 10 is detachably coupled to the flying rear body 20 by a drag wing 40 subjected to drag during flight, and the drag wing 40 is approximately as shown in FIG. 2. As a straight structure, one end thereof is hinged by a hinge portion 41 provided on the front circumferential surface of the flying rear body 20. In addition, the front end portion of the drag wing 40 is formed with a hook-type locking portion 42, the rear circumferential surface of the flying front body 10, the locking for locking the hook-type locking portion 42 of the drag wing. The part 11 protrudes. Preferably, at least two or more drag wings 40 are installed on the circumferential surface of the flying rear body 20 at regular intervals.

또한, 항력날개(40)의 선단부 부근에는, 비행 전방체(10)와의 결합시 비행 전방체(10)의 후방 둘레면으로 탄성적으로 지지되게 하는 전개스프링(43)이 설치되어 있다. 그리고, 상기 힌지부(41)에는 비행 후방체(20)가 비행 전방체(10)로부터 이탈시 수평방향에서 수직방향으로 전개되는 항력날개(40)의 전개각도를 일정 각도 범위에서 유지하도록 하기 위한 스토퍼(미도시)가 설치되어 있다.In addition, near the distal end of the drag wing 40, a deployment spring 43 is provided so as to be elastically supported by the rear circumferential surface of the flight front body 10 when engaged with the flight front body 10. In addition, the hinge portion 41 is configured to maintain the deployment angle of the drag wing 40 which is developed in the horizontal direction and the vertical direction when the flying rear body 20 is separated from the flying front body 10 in a predetermined angle range. A stopper (not shown) is provided.

한편, 비행 전방체(10)의 후방 단부에는 제1 단차부(12)가 형성되어 있고, 비행 후방체(20)의 전방 단부에는 비행 후방체(20)를 비행 전방체(10)에 결합시 제1 단차부와 정합되도록 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부(21)를 갖는다.On the other hand, the first step portion 12 is formed at the rear end of the flying front body 10, when the flying rear body 20 is coupled to the flying front body 10 at the front end of the flying rear body 20 The second stepped part 21 corresponds to the first stepped part so as to be matched with the first stepped part.

마찬가지로, 낙하산 용기(30) 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 낙하산 용기 덮개(32)의 전방 단부에는 낙하산 용기덮개(32)를 낙하산 용기(30)에 결합시 제1 단차부와 정합되도록 제1 단차부(12)에 대응되는 제2 단차부(21)를 갖는다.Similarly, the first stepped portion is formed at the rear end of the parachute container 30, and the front end of the parachute container cover 32 is engaged with the first stepped portion when the parachute container cover 32 is coupled to the parachute container 30. The second stepped part 21 corresponds to the first stepped part 12.

이와 같이, 본 발명은 비행 후방체(20)가 비행 전방체(10)와 결합되어 한 몸체로 움직이면서 비행하다가 일정 시간이 경과하면 비행 전방체(10)로부터 분리되어 비행 전방체(10)와 상대적으로 멀어지게 되고, 이에 따라 비행 후방체(20)가 멀어지면서 낙하산 용기(30)에 수납된 낙하산을 방출시켜 낙하산이 전개되도록 한 것이다. 그 결과, 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있다.As described above, the present invention is a flying rear body 20 is coupled to the flying front body 10 while moving in one body while flying a predetermined time after being separated from the flying front body 10 relative to the flying front body 10 As the flying rear body 20 is moved away, the parachute is deployed by releasing the parachute stored in the parachute container 30. As a result, the parachute can be deployed while flying stably in the ground at an ultra high speed (300 m / s or more) environment.

상술한 바와 같은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 전개과정을 도 3을 참조하여 설명하면 다음과 같다.The deployment process of the parachute deployment apparatus according to the present invention as described above will be described with reference to FIG.

도 3(a)에 도시한 바와 같이, 비행 전의 낙하산 전개장치는, 비행 전 항력날개(40)에 의해 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)가 서로 결합된 상태로 한 몸체로 움직인다. 이에 의해, 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)는 고온 및 고압으로부터 낙하산을 보호하기 위해 밀폐구조를 형성한다. As shown in Fig. 3 (a), the parachute deployment device before the flight is moved to a body in which the flying front body 10 and the flying rear body 20 are coupled to each other by the drag wing 40 before the flight. . As a result, the flying front body 10 and the flying rear body 20 form a sealed structure to protect the parachute from high temperature and high pressure.

이 상태에서, 비행 후방체(20)를 지상으로부터 일정 각도로 경사진 발사장치의 발사관 내에 설치함과 동시에, 비행 후방체(20)의 뒷편에 화약을 장전하여 폭발시키게 되면, 그 화약의 폭발력에 의해 낙하산 전개장치가 경사방향으로 공중으로 발사되면서 비행하게 된다. 이때, 낙하산 전개장치는 도 3(b)에 도시한 바와 같이, 비행을 시작하면서 비행 전방체(10)의 걸림부(11)로부터 일단이 해제된 항력날개(40)가 힌지부(41)를 중심으로 수평방향에서 수직방향을 향해 전개된다. 항력날개(40)의 초기 전개는 전개스프링(43)에 의해 시작된다. 항력날개(40)가 전개되면서, 비행 전방체(10)는 계속 진행하지만 비행 후방체(20)는 항력날개(40)에 의해 발생하는 공력하중에 의해 감속이 시작된다. 이에 따라, 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)의 상대속도 차이에 의해 상대적인 이격이 발생하여 시간이 경과할수록 비행 후방체(20)는 도 3(c)에 도시한 봐 같이 비행 전방체(10)로부터 멀어지게 된다. In this state, when the flying rear body 20 is installed in the launch tube of the launching device which is inclined at a certain angle from the ground, and loaded with explosives on the back of the flying rear body 20, the explosive force of the powder As a result, the parachute deployment device is launched into the air in an inclined direction and is flying. At this time, the parachute deployment device as shown in Figure 3 (b), while starting the flight, the drag wing 40, one end of which is released from the locking portion 11 of the flying front body 10, the hinge portion 41 It develops from the horizontal direction to the vertical direction toward the center. Initial deployment of the drag wing 40 is initiated by the deployment spring 43. As the drag wing 40 is deployed, the flying front body 10 continues, but the flying rear body 20 is decelerated by the aerodynamic load generated by the drag wing 40. Accordingly, the relative separation occurs due to the difference in the relative speed between the flying front body 10 and the flying rear body 20, and as time passes, the flying rear body 20 moves forward as shown in FIG. 3 (c). Away from the sieve 10.

이 후, 도 3(d)에 도시한 바와 같이, 항력날개(40)가 수직방향으로 완전히 전개되면, 비행 후방체(20)는 비행 전방체(10)로부터 더 멀어지게 되는데, 이때 항력날개(40)는 항력날개(40)의 힌지부(41)에 설치된 스토퍼에 의해 더 이상 전개되지 않고 그 전개각도를 유지하게 되고, 낙하산 당김줄(33)이 비행 후방체(20)와 함께 풀어지게 된다. Then, as shown in Figure 3 (d), when the drag wing 40 is fully deployed in the vertical direction, the flying rear body 20 is further away from the flying front body 10, wherein the drag wing ( 40 is no longer deployed by the stopper installed on the hinge portion 41 of the drag wing 40 and maintains its deployment angle, and the parachute pull string 33 is released together with the flying rear body 20. .

이어서, 도 3(e)에 도시한 바와 같이, 비행 후방체(20)는 비행 전방체(10)로부터 더 멀어져서 팽팽해진 낙하산 당김줄(33)에 의해 낙하산 용기덮개(32)를 개방하게 된다. 이때, 낙하산 용기덮개(32)에 고정된 낙하산 전개낭(31)은 도 3(f)에 도시한 바와 같이 낙하산 용기덮개(32)와 함께 후방으로 진행하면서 낙하산 용기(30)로부터 방출되면서 낙하산 전개낭(31)이 완전히 방출되고, 이에 의해 낙하산 전개낭(31)은 바람을 받아 낙하산을 전개시킨다.Subsequently, as shown in FIG. 3 (e), the flying rear body 20 opens the parachute container cover 32 by the parachute pull string 33 which is further pulled away from the flying front body 10. . At this time, the parachute deployment bag 31 fixed to the parachute container cover 32 proceeds to the rear with the parachute container cover 32 while being released from the parachute container 30 while being deployed backward as shown in FIG. 3 (f). The bag 31 is completely discharged, whereby the parachute deployment bag 31 receives the wind to deploy the parachute.

이와 같이, 낙하산은 비행 전방체(10)에 장착되어 비행 전방체(10)의 비행에 따라 항력을 받기 때문에, 유도무기 개발과정에서 필요한 초고아음속(300m/s 이상) 환경에서의 낙하산의 전개성능 및 강도 등을 충분히 확인할 수 있다.As such, the parachute is mounted on the flying front body 10 and receives drag according to the flying front body 10, so that the parachute is deployed in an ultrahigh speed (300 m / s or more) environment required for the guided weapon development process. And strength can be sufficiently confirmed.

이상, 바람직한 실시예를 통하여 본 발명에 관하여 상세히 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 다양하게 변경, 응용될 수 있음은 당업자에게 자명하다. 따라서, 본 발명의 진정한 보호 범위는 다음의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술적 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, Accordingly, the true scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of the same should be construed as being included in the scope of the present invention.

10 : 비행 전방체
11 : 걸림부
12 : 제1 단차부
20 : 비행 후방체
21 : 제2 단차부
30 : 낙하산 용기
31 : 낙하산 전개낭
32 : 낙하산 용기덮개
33 : 낙하산 당김줄
40 : 항력날개
41 : 힌지부
42 : 록킹부
43 : 전개스프링10: flying forward
11: hook
12: first stepped portion
20: flying rear body
21: second step
30: parachute container
31: parachute deployment bag
32: parachute container cover
33: Parachute Pull
40: drag wing
41: hinge part
42: locking part
43: unfolding spring

Claims (7)

비행에 필요한 공력형상 및 중량을 갖고 후방 내부공간에 후면이 개방된 낙하산 용기(30)를 갖는 비행 전방체(10);
상기 낙하산 용기(30) 내에 설치되어, 낙하산을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기(30)의 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭(31);
상기 낙하산 전개낭(31) 후방에 결합되어 상기 낙하산 용기(30)를 밀폐하는 낙하산 용기덮개(32);
상기 비행 전방체(10)의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 상기 낙하산 용기(30) 일부를 수용하는 내부공간을 갖고 상기 비행 전방체(10)의 후방에 결합되는 비행 후방체(20)로서, 비행 후방체(20)의 뒤편에서 발사장치로부터 점화되는 화약의 폭발력에 의해 상기 비행 전방체(10)와 함께 비행되다가 상기 비행 전방체(10)로부터 이탈되되 공력하중을 받으면서 비행하도록 상기 낙하산 용기덮개(32)의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄(33)에 의해 연결되어 있는 비행 후방체(20);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.A flight front body 10 having aerodynamic shape and weight necessary for flight and having a parachute container 30 having a rear surface open in a rear inner space;
A parachute deployment bag (31) installed in the parachute container (30) to accommodate the parachute and release the parachute from the rear surface of the parachute container (30) to deploy the parachute;
A parachute container cover (32) coupled to the parachute deployment bag (31) to seal the parachute container (30);
Flight rear body 20 coupled to the rear of the flight front body 10 having an internal space for accommodating a part of the parachute container 30 to form a closed space together with the internal space of the flight front body 10. As, the parachute to fly with the flying front body 10 by the explosive force of the gunpowder ignited from the launcher in the rear of the flying rear body 20 to be separated from the flying front body 10 but under aerodynamic load. A flying rear body 20 connected to the rear of the container cover 32 by a parachute pull string 33 of a predetermined length;
Parachute deployment device that can be deployed in flight comprising a. 제1항에 있어서,
상기 비행 전방체(10)는 상기 비행 후방체(20)의 둘레면에 설치된 복수의 힌지부에 의해 각각 결합되어 비행시 항력을 받는 복수의 항력날개(40)에 의해 상기 비행 후방체(20)와 분리가능하게 결합되어 있되, 상기 비행 전방체(10)의 둘레면에는 상기 항력날개(40)의 선단부에 형성된 갈고리형 록킹부(42)를 록킹하기 위한 걸림부(11)가 각각 돌출 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.The method of claim 1,
The flying front body 10 is coupled to each other by a plurality of hinges installed on the circumferential surface of the flying rear body 20 and the flying rear body 20 by a plurality of drag wings 40 which receive drag during flight. Is separably coupled to the circumferential surface of the flying front body 10, the engaging portion 11 for locking the hook-type locking portion 42 formed on the front end of the drag wing 40 is formed to protrude Parachute deployment device that can be deployed in flight, characterized in that. 제2항에 있어서,
상기 항력날개(40)의 선단부 부근에는 상기 비행 전방체(10)의 후방 둘레면으로 탄성적으로 지지되게 하는 전개스프링(43)이 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.The method of claim 2,
The deployable parachute deploying device in flight, characterized in that the deployment spring (43) is provided in the vicinity of the distal end of the drag wing (40) to be elastically supported by the rear circumferential surface of the flying front body (10). 제1항에 있어서,
상기 비행 전방체(10)의 후방 단부에는 제1 단차부(12)가 형성되어 있고, 상기 비행 후방체(20)의 전방 단부에는 상기 비행 후방체(20)를 상기 비행 전방체(10)에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부(12)에 대응되는 제2 단차부(21)를 갖는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.The method of claim 1,
A first stepped portion 12 is formed at the rear end of the flying front body 10, and the flying rear body 20 is attached to the flying front body 10 at the front end of the flying rear body 20. And a second stepped portion (21) corresponding to the first stepped portion (12) to be matched with the first stepped portion when engaged. 제1항에 있어서,
상기 낙하산 용기 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 상기 낙하산 용기 덮개의 전방 단부에는 상기 낙하산 용기덮개를 상기 낙하산 용기에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부를 갖는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.The method of claim 1,
A first stepped portion is formed at the rear end of the parachute container, and a first step portion corresponding to the first stepped portion is formed at the front end of the parachute container cover to mate with the first stepped portion when the parachute container cover is coupled to the parachute container. Parachute deployment device that can be deployed in flight, characterized in that it has two steps. 제2항에 있어서,
상기 힌지부(41)에는, 상기 비행 후방체(20)가 상기 비행 전방체(10)로부터 이탈시 수평방향에서 수직방향으로 전개되는 상기 항력날개(40)의 전개각도를 일정 각도 범위에서 유지하도록 하는 스토퍼가 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.The method of claim 2,
In the hinge portion 41, the flight rear body 20 maintains the deployment angle of the drag wing 40, which is developed in the horizontal direction and the vertical direction when the flight rear body 20 is separated from the flight front body 10, in a predetermined angle range. Parachute deployment device that can be deployed in flight, characterized in that the stopper is installed. 삭제delete
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